[논문]한국형발사체 액체로켓엔진 시스템

조원국; 박순영; 문윤완; 남창호; 김철웅; 설우석

한국형발사체 액체로켓엔진 시스템
Liquid Rocket Engine System of Korean Launch Vehicle 원문보기

한국추진공학회지 = Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers, v.14 no.1 = no.56, 2010년, pp.56 - 64

조원국 (한국항공우주연구원 추진기관팀) , 박순영 (한국항공우주연구원 추진기관팀) , 문윤완 (한국항공우주연구원 추진기관팀) , 남창호 (한국항공우주연구원 추진기관팀) , 김철웅 (한국항공우주연구원 추진기관팀) , 설우석 (한국항공우주연구원 추진기관팀)

초록
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한국형 발사체 (KSLV-II, Korea Space Launch Vehicle II)에 적용될 액체로켓엔진의 시스템 설계를 수행하였다. 진공 추력 76톤, 진공 비추력 297 sec인 본 엔진은 가스발생기 사이클로 터보펌프 가압방식을 적용한다. 연소기는 재생냉각형이며 연소압 60 bar이다. 추진제는 액체산소/케로신 조합이다. 엔진 시동은 파이로시동기를 이용하며 연소기 점화는 TEA (TriEthylAluminium)를 사용한다. 에너지 밸런스 해석을 통해서 엔진 시스템 성능과 서브시스템 요구 성능을 결정하였다. 연소압, 비추력 및 엔진무게의 적정성을 사례분석을 통하여 평가하였다. 터보펌프-가스발생기 연계시험과 비교하여 시동 해석방법을 검증함으로써 향후 적용을 위한 준비를 마쳤다. 본 엔진은 능동제어를 적용하지 않으며 모드해석과 분산해석을 통해서 성능 보정 방안을 확정하였다.

Abstract ▼ AI-Helper

A system design has been conducted of the liquid rocket engine for Korean launch vehicle (KSLV-II, Korea Space Launch Vehicle II). The present turbopump-fed liquid rocket engine of vacuum thrust 76 ton and vacuum specific impulse 297 sec adopts gas generator cycle. The combustion pressure of the regeneratively cooled combustor is 60 bar. The propellant is LOx/kerosene. The engine is started by pyrostarter and the combustor is ignited by TEA (TriEthylAluminium). The engine system performance and the subsystems performance requirements are given through energy balance analysis. The combustion pressure, specific impulse and the engine mass are analyzed to be reasonable comparing with the published data. The startup analysis method which will be used in the future has been validated against the turbopump-gas generator coupled test. The tuning method for performance variation of the engine which is not actively controled has been prepared by mode analysis and performance deviation analysis.

주제어

AI 본문요약
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문제 정의

본 연구에서는 KSLV-I 선행연구에서 진행된 30톤급 액체로켓엔진 기술을 확장하여 한국형 발사체에 적용 가능한 75톤급 액체로켓엔진의 시스템 설계 결과를 기술하고자 한다. 본 문서에서는 액체로켓엔진의 사이클과 주요 구성요소의 선정, 구성품의 성능 및 무게 할당 등을 설명하였다.
한국형발사체의 개발 성공을 위해서는 고추력 액체엔진의 개발이 필수적이다. 본 연구에서는 KSLV-I 선행연구에서 진행된 30톤급 액체로켓엔진 기술을 확장하여 한국형 발사체에 적용 가능한 75톤급 액체로켓엔진의 시스템 설계 결과를 기술하고자 한다. 본 문서에서는 액체로켓엔진의 사이클과 주요 구성요소의 선정, 구성품의 성능 및 무게 할당 등을 설명하였다.
엔진의 설계와 제작 및 운행 중에 발생할 수 있는 여러 가지 성능 분산[13]을 보정하여 요구되는 추력과 비추력 및 혼합비 정확도를 유지하는 방안을 준비해야 한다. 본 연구에서는 비행 중 엔진의 능동 제어를 수행하지 않기 때문에 지상시험에서 이러한 보정이 최종적으로 수행되어야 하며, 이를 위해 엔진 시스템 구성에 보정기구와 보정기구의 제어범위에 대한 설계를 수행하고자 한다. Table 6[3]에 해외 여러 엔진의 추력 및 혼합비제어 유무와 그때의 추력 및 혼합비 분산범위를 나타내었다.
엔진 성능이 적정 수준인지 확인해 보자. Fig.

제안 방법

또한 터빈의 경우도 동력을 효율과 질량유량이 포함된 식으로 유도하여 해석 프로그램에 도입하였다. 가스발생기 연소현상의 경우 CEA[11]를 이용한 화학평형을 고려하여 Fig. 8과 같이 해석과 시험을 비교하였다. 그림에서 회전수의 증가 추이가 시험 결과와 일치하는 것을 볼 수 있다.
해석에는 수력학적 배관 채움 시간과 유동저항 등에 대한 관계식[10]을 이용하였고 터보펌프는 각각의 헤드와 효율을 시험에서 검증된 식으로 수정하였다. 또한 터빈의 경우도 동력을 효율과 질량유량이 포함된 식으로 유도하여 해석 프로그램에 도입하였다. 가스발생기 연소현상의 경우 CEA[11]를 이용한 화학평형을 고려하여 Fig.
시동 특성 해석 방법은 터보 펌프-가스발생기 연계시험결과와 비교하여 정량적인 정확성을 검증함으로써 향후 활용준비를 마쳤다. 모드해석과 분산해석을 통하여 엔진 시스템의 탈설계점과 성능분산을 예측하고 성능보정 방안을 결정하였다.
연소기는 재생냉각형으로 터보펌프에 의한 가압 방식을 사용한다. 에너지 밸런스 해석을 통하여 엔진 시스템과 서브시스템의 성능 규격을 결정하였다. 시동 특성 해석 방법은 터보 펌프-가스발생기 연계시험결과와 비교하여 정량적인 정확성을 검증함으로써 향후 활용준비를 마쳤다.
한국형 액체로켓엔진은 진공추력 75톤급으로 KSLV-II의 국내 독자개발을 염두에 두고 제안되었으며 Table 1의 요구조건에 대한 시스템 설계가 진행되었다. 엔진시스템 구성을 위하여 현재 항공우주연구원 (KARI)에서 개발 중이거나 개발 가능하다고 생각되는 기술을 적용하여 엔진 시스템이 구성되었다. 사이클 선정 등 아래의 구성안은 30톤급 엔진 기술[2]을 활용하였다.
터빈은 수소 기체를 사용하여 시동하고 가스발생기의 연소 기체로 구동된다. 연소기의 경우 연소압에 해당하는 차압을 줄 수 있는 오리피스를 장착하며 해석상에서는 연소기가 장착되어 있는 것으로 모델링하였다. 해석에는 수력학적 배관 채움 시간과 유동저항 등에 대한 관계식[10]을 이용하였고 터보펌프는 각각의 헤드와 효율을 시험에서 검증된 식으로 수정하였다.
초기 시험에서 실험적으로 검증되지 않은 해석을 통해 시퀀스를결정하여야 하기 때문에 유사 시스템에 대한 해석 기술의 검증이 선행되어야 한다. 이를 위하여 터보펌프와 가스발생기의 폐회로 시험모사를 수행하였다. Fig.
추진제 공급방식으로 KSR-III에서 사용된 가압방식과 터보펌프를 이용하는 펌프 공급방식을 검토하였다. 소형, 저추력 액체 로켓엔진에서는 별도 탱크에 저장된 가압용 가스로 추진제 탱크를 가압하여 추진제를 엔진 연소실로 공급하는 가압방식이 사용되지만 고추력 액체 엔진에서는 터빈으로 구동되는 펌프를 이용하여 추진제를 연소실로 공급하는 펌프 공급방식이 주로 사용된다.
한국형 발사체에 적용될 75톤급 액체로켓엔진에 대한 시스템 설계를 정리하였다. 엔진 개념설계는 이전 연구인 30톤급 엔진에 대한 연구결과를 최대한 활용하였다.
연소기의 경우 연소압에 해당하는 차압을 줄 수 있는 오리피스를 장착하며 해석상에서는 연소기가 장착되어 있는 것으로 모델링하였다. 해석에는 수력학적 배관 채움 시간과 유동저항 등에 대한 관계식[10]을 이용하였고 터보펌프는 각각의 헤드와 효율을 시험에서 검증된 식으로 수정하였다. 또한 터빈의 경우도 동력을 효율과 질량유량이 포함된 식으로 유도하여 해석 프로그램에 도입하였다.

성능/효과

Figure 5는 엔진의 추력과 소요되는 추진제 유량의 관계를 나타낸다. 비추력은 추력과 추진제 유량의 비율로 정의되므로 본 엔진 비추력의 적정성을 판단할 수 있다. 문헌[7]의 결과는 이론적인 값이 아닌 실존 엔진의 통계적인 값이므로 설계값이 지나치게 크게 책정되거나 과소평가되었는지에 대한 기준으로 이해할 수 있다.
엔진의 냉각 문제는 고압화의 가장 큰 문제가 되는데 수소는 고온에서 코킹 문제가 없고 비열이 커서 냉각성능이 케로신에 비하여 월등히 높기 때문에 고압화에 적합하다. 연소압을 최신 설계와 구식 설계에 의한 구분이 아닌 연료의 함수로 구분한다면 본 연구에서 적용한 연소압은 F-1 엔진을 제외하면 가장 높은 수준이므로 본 설계는 고성능을 지향한다고 할 수 있다.
단위 배관차압에 대한 제어대상 변수의 변화량을 영향계수로 정의할 수 있으며 각 배관에 대한 영향계수를 비교하여 해답을 구할 수 있다. 추력은 가스발생기 산화제 공급배관을 이용하여 보정하는 것이 효과적이며 혼합비는 연소기 산화제 공급배관을 이용하는 것이 효과적이다. 본 엔진에서 혼합비는 연소기의 연료배관차압으로 보정하는데 이는 영향계수 이외에 밸브 개발부담, 밸브무게 등을 종합적으로 고려한 결과이다.

후속연구

엔진 시동에는 파이로 시동기[12]가 적용될 것이다. 밸브의 개폐지연, 터보펌프의 특성 및 성능, 가스발생기 및 연소기 연소 특성 및 배관 저항에 의한 압력 손실 등을 고려하여 시동 시퀀스를 결정할 것이며 엔진 시스템 시험을 통하여 최종적인 기술 검증이 이루어질 수 있을 것이다.
에너지 밸런스 해석을 통하여 엔진 시스템과 서브시스템의 성능 규격을 결정하였다. 시동 특성 해석 방법은 터보 펌프-가스발생기 연계시험결과와 비교하여 정량적인 정확성을 검증함으로써 향후 활용준비를 마쳤다. 모드해석과 분산해석을 통하여 엔진 시스템의 탈설계점과 성능분산을 예측하고 성능보정 방안을 결정하였다.
엔진 무게 제한은 향후 변동 가능성이 있으며 실존 엔진의 추력/무게 비율을 분석하여 엔진 무게 조건으로 차용할 수 있다. Fig.
터보펌프-가스발생기 연계시험을 통하여 시동 예측 프로그램을 검증하고 이를 이용하여 한국형 발사체 액체로켓엔진의 시동 특성을 예측할 계획이다. 엔진 시동에는 파이로 시동기[12]가 적용될 것이다.

질의응답

핵심어	질문	논문에서 추출한 답변
	한국형발사체 개발사업이 성공하기 위해서 무엇의 개발이 필수적인가?	한국형발사체를 개발함으로써 우리나라는 아리랑위성급의 실용위성을 자력으로 발사할 수 있는 능력을 보유하여 명실상부한 위성의 자력 발사․활용 능력을 보유하게 될 것이다. 한국형발사체의 개발 성공을 위해서는 고추력 액체엔진의 개발이 필수적이다. 본 연구에서는 KSLV-I 선행연구에서 진행된 30톤급 액체로켓엔진 기술을 확장하여 한국형 발사체에 적용 가능한 75톤급 액체로켓엔진의 시스템 설계 결과를 기술하고자 한다.
	우주기술은 어떤 역할을 하는가?	우주기술은 당대 최고 수준의 기술이 적용되며 해당국가의 기술개발을 선도하는 역할을 한다. 또한 우주기술은 응용 분야가 정밀지도제작,기상예보, 자원탐사, 재난예보, 방송통신, 위치정보 등으로 매우 광범위하며 타 산업에 대한 기술파급 효과가 큰 고부가가치 성장 동력이다.
	우주기술의 응용 분야는 무엇인가?	우주기술은 당대 최고 수준의 기술이 적용되며 해당국가의 기술개발을 선도하는 역할을 한다. 또한 우주기술은 응용 분야가 정밀지도제작,기상예보, 자원탐사, 재난예보, 방송통신, 위치정보 등으로 매우 광범위하며 타 산업에 대한 기술파급 효과가 큰 고부가가치 성장 동력이다.

참고문헌 (13)

이창진 외, 2009, 한국형발사체 개발을 위한 상세기획연구, 한국과학재단
Preliminary design review of KSLV-I Vol.2, 2004, 한국항공우주연구원
조원국, 박순영, 남창호, 김철웅, 문윤완, 75톤급 엔진 시스템 구성, 2007, KARI-RET-TM- 2007-002 한국항공우주연구원
정용현, 이은석, 75톤급 액체로켓엔진 시스템 Lay-out 설계, 2008, KARI-RET-TM-2008-009 한국항공우주연구원
박순영, 남창호, 액체로켓 엔진 energy balancing 문제해결을 위한 프로그램, 2005, KARI-REG-TM-2005-001 한국항공우주연구원
조원국, 30톤급 액체로켓엔진의 에너지 밸런스 해석, 2009, KARI-RET-TM-2009-004 한국항공우주연구원
McHugh, B., "'Numerical analysis of existing liquid rocket engines as a design starter," 1995, AIAA-95-2970
조원국, 박순영, 75톤급 엔진의 서브시스템 무게 배분, 2007, KARI-RET-TM-2007-004 한국항공우주연구원
O'Brien, C.J. and Ewen, R.L., 1981, Advanced oxygen-hydrocarbon rocket engine study, NASA-CR-161748
문윤완, 김승한, 설우석, "30톤급 액체로켓엔진 터보펌프-가스발생기 연계시험에서의 시동특성 해석," 한국항공우주공학회 '09 추계학술대회 논문집, 2009, pp.577-580
McBride, B.J. and Gordon, S., Computer program for calculation of complex chemical equilibrium compositions and applications, NASA reference publication 1311, 1996
문윤완, 김승한, 설우석, "다양한 구동가스를 사용한 액체로켓엔진의 시동특성 연구," 한국추진공학회 2006년도 추계학술대회 논문집, 2006, pp.216-220
남창호, 조원국, 설우석, "가스발생기 사이클액체 로켓 엔진의 성능 분산 해석 및 활용," 한국추진공학회 2006년도 추계학술대회 논문집, 2006, pp.191-195

저자의 다른 논문 :

표제어: PCR

동의어: Packet Collision Rate

용어 설명 출처 목록 (6)

용어 설명: PCR은 세균 특이성이 있는 primer를 이용하여 적은 수의 세균이 있을지라도 쉽게 검출할 수 있는 유용한 방법이며, 이를 이용하여 구강 내 치면세균막이나 타액에서 직접 세균을 검출할 수 있게 되었다[8].

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